[发明专利]一种通过控制前体涡改出尾旋的方法及流动控制激励器

说明书

技术领域

本发明涉及航空抗尾旋技术领域，具体是一种通过控制飞行器前体涡改出尾旋的方法及用于该方法的流动控制激励器。

背景技术

飞机抗尾旋技术的研究十分重要也非常有必要，当飞机进入尾旋后舵面失效不易改出进而造成飞行事故。尾旋是飞机超临界迎角范围出现绕其纵轴的自旋后，在气动力、惯性力和重力作用下，一方面绕其自己的三个体轴旋转，另一方面又沿着半径很小的螺旋形轨迹作自发的下降运动，图1显示了左尾旋的形态。尾旋是最复杂和最危险的飞行状态之一，直接危及飞行员和飞机的安全。

目前抗尾旋技术及装置主要包括：1、增强飞控系统能力或者改进飞机的气动布局以提高飞机抗/改出尾旋的能力；2、研制各种尾旋改出装置。

当飞机进入尾旋之后，一般由驾驶员操纵舵面利用气动力来改出尾旋，这就是通常所说的气动方式改出方法。而此时操纵舵面在大攻角背风区处于失效状态，当气动舵面无法改出尾旋时，使用其他应急尾旋改出装置。应急改出尾旋系统包括:反尾旋伞、反尾旋火箭以及推力矢量技术。

世界上最早使用反尾旋伞技术的是在波音F4B-2上，目前反尾旋伞技术在国外已经属于成熟技术，当前几乎所有先进战斗机，如F-16、F-15、F-18、X-29、F-22等飞机，在进行尾旋飞行试验时都安装反尾旋伞系统。格鲁门公司在1938年进行了一项用火箭系统改出尾旋的试验，FW-56型飞机、P-47模型飞机与T-28试验机以及T2J飞机，F-107飞机，FJ-4飞机都进行了不同形式的反尾旋火箭试验研究。

三、四代战斗机多为细长前机身，当大攻角飞行时会因前机身头部背风区诱导产生非对称涡，非对称涡促使飞机偏离进入尾旋。国内外对大迎角前体涡的探索与控制研究做了大量的工作，这些控制技术包括被动控制技术，如边界层转捩带、头部固定边条等；主动控制技术，如前体头部吹/吸气、可动边条、旋转截面为椭圆形头部、头尖非定常摆振片、合成射流技术、头部流体振荡器控制技术、头部等离子体控制技术等等。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种通过控制前体涡改出尾旋的方法及流动控制激励器，该改出尾旋的方法及流动控制激励器针对具有细长前体特征的飞行器，通过控制前体非对称涡改出尾旋。

本发明通过控制前体涡改出尾旋的方法为利用流动控制方法在细长体头尖处控制飞行器前体非对称涡，受控的前体非对称涡提供一个与已知尾旋方向相反的侧向力与偏航力矩，实现尾旋的改出。向流动控制激励器输入一定波形的信号，使得激励器两个出气口交替喷气并能连续控制喷气速度差，提供不同程度的扰动形成不同的涡型。所述波形为可变占空比的方波以及可以形成不同出气速度的其他波形；当两侧激励器同时单独输入信号时，波形为两侧同时输入不同相位的任意相同波形。当飞行器进入左尾旋时，控制前体非对称涡形成右涡型，侧向力与偏航力矩指向右侧与尾旋的旋转方向相反，旋转速度降低，控制飞行器低头减小迎角改出左尾旋；当飞行器进入右尾旋时，则控制前体非对称涡形成左涡型，侧向力与偏航力矩指向左侧改出右尾旋。

在具有细长前体飞行器头尖处施加人为扰动，流动控制激励器能够实现控制飞行器大迎角时前体涡系的非对称程度及方向形成不同的涡型，包括右涡型、左涡型。这些受控的不同涡型的涡系会作用产生绕重心的偏航力矩，通过对前体涡系的控制可以改变偏航力矩的大小及方向。当飞行器进入尾旋时，利用这种与旋转方向相反的偏航力矩来降低旋转速度，使飞机更容易低头，迎角降低改出尾旋。

所述右涡型形成的方法为：给流动控制激励器输入信号为方波信号，令方波信号占空比λ﹤50% ，形成右涡型；所述左涡型形成的方法为：给流动控制激励器输入信号为方波信号，令方波信号占空比λ﹥50%，形成左涡型。

上述飞行器为具有细长前体气动外形特征的飞行器，如飞机、导弹等。布局形式为细长前体特征的所有布局形式，例如，常规布局，鸭翼布局，三翼面布局及其他布局形式。

所述流动控制激励器用于控制前体涡形成不同涡型，该流动控制激励器可以是机械式非定常摆振激励器、可以是流体振荡激励器、可以是零质量射流激励器、也可以是等离子体流动控制激励器等，不限于以上几种装置，凡是具有控制前体涡形成不同涡型的能力的均适用于本方法。